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现代航天器越来越呈现出大型化、低刚度、挠性化的特点,在轨运行期间受到环境力矩的作用及进行姿态机动时,容易激发附件长时间持续振动。附件的弹性振动降低天线形状精度,影响有效载荷工作,降低卫星的姿态精度及姿态稳定度。本学位论文以某通信卫星为背景,对卫星的高精度、高稳定度姿态控制进行了深入研究,主要内容有:针对中心刚体加挠性附件此类簇状卫星,基于拉格朗日原理推导了其动力学方程,并针对帆板的简化模型,通过假设模态法与有限元法进行了模态分析及柔性耦合系数的计算。针对卫星附件振动,分别采用正位置反馈及应变速率反馈的方法,设计了基于压电陶瓷的主动振动补偿器并进行了对比,数值仿真结果表明,主动振动补偿器能有效消除卫星动力学的不稳定极点,快速抑制附件的振动。为实现卫星高精度、高稳定度的姿态控制,设计了自抗扰控制器。为了抑制姿态机动过程中附件的振动,结合小角度姿态机动,安排了两段抛物型的姿态角机动路径。通过推导二阶扩张状态观测器(Extended State Observer,简写ESO)的误差运动方程,提出二阶ESO的阻尼比与带宽,从物理意义上说明了ESO的系数与状态误差动态特性的本质关系,提出了ESO系数的配置新方法。通过合理安排过渡过程,采用二阶ESO实现动态补偿线性化,采用非线性反馈的自抗扰控制律能有效补偿不确定扰动,保证姿态机动的快速性、精度及稳定度。结合滑模控制的鲁棒性以及ESO动态补偿不确定干、扰的优越性,设计了基于ESO的滑模变结构控制律。针对陀螺仪失效或稳态运行为延长陀螺仪寿命关闭陀螺仪的问题,设计了三阶ESO估测角速度并进行动态干扰补偿。针对三阶ESO,构造了误差运动方程,从阻尼比及带宽层面分析了其状态误差的动态特性,说明了误差运动的稳定性及收敛性,提出参数配置的具体方法。对控制器的数值仿真结果表明,基于ESO的滑模控制能够达到与自抗扰同样的控制精度。